Айға сапар: SMART-1 миссиясы

Кіріспе

Еуропалық ғарыш агенттігінің Ай орбитасында айналған спутнигі SMART 1 – шведтік жобаланған Еуропалық ғарыш агенттігінің Ай орбитасында айналған спутнигі. Ол 2003 жылдың 27 қыркүйегінде 23:14 UTC уақытында Француз Гвианасының Куру қаласындағы Гвиана ғарыш орталығынан ұшырылды. "SMART 1" дегені – "Технологияны жетілдіру жөніндегі шағын миссиялар 1". 2006 жылдың 3 қыркүйегінде (05:42 UTC) SMART 1 миссиясын аяқтау үшін қасақана Ай бетіне құлатылды.

АМИЕ

Advanced Moon micro Imager Experiment - Айды бейнелеуге арналған миниатюралық түсті камера. 750, 900 және 950 нм үш фильтрі бар CCD камерасы орташа пикселдік ажыратымдылығы 80 м (шамамен 260 фут) болатын суреттерді түсіре алды. Камераның салмағы 2,1 кг (шамамен 4,5 фунт) және қуат тұтынуы 9 ватт болды.

D-CIXS

Компакттық рентген спектрометрі – Ай бетіндегі химиялық элементтерді анықтауға арналған рентгендік телескоп. Ол күн желiнің бөлшектерiмен электрон қабығының өзара әрекеттесуi нәтижесiнде пайда болған кристалдық қосылыстардың рентген флуоресценциясын (ХРФ) анықтау арқылы магний, кремний және алюминийдің үш негізгі компоненттерінің мөлшерін өлшеді. Темір, кальций және титанның табылуы күн белсенділігіне байланысты болды. Рентген сәулелерiн анықтау диапазоны 0,5-тен 10 кэВ-қа дейін болды. Спектрометр және XSM (төменде сипатталған) 5,2 кг салмаққа ие және 18 Вт қуат тұтынып, жұмыс істеді.

XSM

Рентгендік күн мониторы D CIXS өлшемдерін толықтыру мақсатында күннің өзгеруін зерттеді.

СІР

Smart 1 инфрақызыл спектрометрі – оливин мен пироксен минералдарының спектрлерін идентификациялауға арналған инфрақызыл спектрометр. Ол 0,93-тен 2,4 мкм-ға дейінгі толқын ұзындықтарын 256 канал арқылы анықтады. Бұл құрылғының салмағы 2,3 кг, ал қуат тұтынуы 4,1 ваттты құрады.

ЕҚҚЖ

Электрлік итеру диагностикалық жиынтығы SMART-1 ғарыш аппаратының жаңа итеру жүйесі туралы деректерді жинау үшін арналған еді. Жиынтықтың салмағы 0,8 кг, ал қуат тұтынуы 1,8 ваттты құрады.

SPEDE

"Ғарыш кемесінің потенциалы, электрон және шаң эксперименті". Эксперименттің салмағы 0,8 кг, қуат тұтынуы 1,8 Вт болды. Оның функциясы – ғарыш кемесінің айналасындағы плазманың қасиеттері мен тығыздығын өлшеу, Лангмуир зонды немесе электр өрісі зонды ретінде. SPEDE ғарыш кемесінің иондық қозғалтқышының шығарылымын және Айдың күн желiне қалыптастырған "оянын" байқады. Көптеген басқа құралдардан айырмашылығы, оларды зақымданудан сақтау үшін өшіру қажет, SPEDE радиациялық белдеулерде және 2003 жылғы Хэллоуин күнінде болғандай күн дауылдары кезінде де өлшеуді жалғастыра алды. Оны Финляндияның метеорологиялық институты жасаған, ал оның атауы фин киноактері, кинопродюсері және өнертапқышы Спиде Пасаненнің лақап атымен сәйкес келуі үшін қасақана таңдалған. SPEDE үшін жасалған алгоритмдер кейін ESA-ның Philae қондырғысында қолданылды. Қозғалтқыш жүйесінің миссия аяқталуы жоғарыда көрсетілген. +Жерге қатысты тербелістік орбиталық элементтердің қорытындысы Эпоха (UTC) Перигей (км) Апогей (км) Эксцентриситет Еңіс (градус) (Жер экваторына) Кезең (сағат) 27 қыркүйек 2003 ~7,035 ~42,223 ~0.714 ~6.9 ~10.6833 26 қазан 2003, 21:20:00.0 8,687.994 44,178.401 0.671323 6.914596 11.880450 19 қараша 2003, 04:29:48.4 10,843.910 46,582.165 0.622335 6.861354 13.450152 19 желтоқсан 2003, 06:41:47.6 13,390.351 49,369.049 0.573280 6.825455 15.366738 29 желтоқсан 2003, 05:21:47.8 17,235.509 54,102.642 0.516794 6.847919 18.622855 19 ақпан 2004, 22:46:08.6 20,690.564 65,869.222 0.521936 6.906311 24.890737 19 наурыз 2004, 00:40:52.7 20,683.545 66,915.919 0.527770 6.979793 25.340528 25 тамыз 2004, 00:00:00 37,791.261 240,824.363 0.728721 6.939815 143.738051 19 қазан 2004, 21:30:45.9 69,959.278 292,632.424 0.614115 12.477919 213.397970 24 қазан 2004, 06:12:40.9 179,717.894 305,214.126 0.258791 20.591807 330.053834 2 қарашадағы соңғы перигейден кейін, 11 қараша 2004 ж. ол Жер-Ай L1 Лагранж нүктесінен өтіп, Айдың гравитациялық ықпалы басым болған аймаққа кірді, ал 15 қарашадағы 1748 UTC-де Ай орбитасының бірінші периселенінен өтті. Сол күні тербелістік орбита 6704 × 53 208 км, орбиталық кезеңі 129 сағат болды, бірақ нақты орбиталық айналым 89 сағат ішінде орындалды. Бұл қозғалтқыштан туындаған өсімдердің орбитаға тигізетін маңызды әсерін көрсетеді және тербелістік орбитаның мағынасын көрсетеді, яғни ғарыш кемесі сол сәтте барлық бұзылыстар, соның ішінде итермелеу тоқтаса, жүретін орбита. +Селеноцентрикалық тербелістік орбиталық элементтердің қорытындысы Эпоха (UTC) Периселен (км) Апоселен (км) Эксцентриситет Еңіс (градус) (Ай экваторына) Кезең (сағат) 15 қараша 2004, 17:47:12.1 6,700.720 53,215.151 0.776329 81.085 129.247777 4 желтоқсан 2004 10:37:47.3 5,454.925 20,713.095 0.583085 83.035 37.304959 9 қаңтар 2005, 15:24:55.0 2,751.511 6,941.359 0.432261 87.892 8.409861 28 ақпан 2005, 05:18:39.9 2,208.659 4,618.220 0.352952 90.063603 4.970998 25 сәуір 2005, 08:19:05.4 2,283.738 4,523.111 0.328988 90.141407 4.949137 16 мамыр 2005, 09:08:52.9 2,291.250 4,515.857 0.326807 89.734929 4.949919 20 маусым 2005, 10:21:37.1 2,256.090 4,549.196 0.336960 90.232619 4.947432 18 шілде 2005, 11:14:28.0 2,204.645 4,600.376 0.352054 90.263741 4.947143 ESA 15 ақпан 2005 ж. SMART 1 миссиясын 2006 жылдың тамызына дейін бір жылға ұзарту туралы хабарлады. Кейін бұл мерзім 3 қыркүйек 2006 ж. Жерден ғылыми бақылауларды жүргізуге мүмкіндік беру үшін өзгертілді.

The Spacecraft Potential, Electron and Dust Experiment. The experiment weighed 0.8 kg and had a power consumption of 1.8 watts. Its function was to measure the properties and density of the plasma around the spacecraft, either as a Langmuir probe or as an electric field probe. SPEDE observed the emission of the spacecraft's ion engine and the "wake" the Moon leaves to the solar wind. Unlike most other instruments that have to be shut down to prevent damage, SPEDE could keep measuring inside radiation belts and in solar storms, such as the Halloween 2003 solar storms. It was built by Finnish Meteorological Institute and its name was intentionally chosen so that its acronym is the same as the nickname of Spede Pasanen, a famous Finnish movie actor, movie producer, and inventor. The algorithms developed for SPEDE were later used in the ESA lander Philae. The end of mission performance demonstrated by the propulsion system is stated above. +Summary of osculating geocentric orbital elements Epoch (UTC) Perigee (km) Apogee (km) Eccentricity Inclination (deg)(to Earth equator) Period (h) 27 September 2003 ~7,035 ~42,223 ~0.714 ~6.9 ~10.6833 26 October 2003, 21:20:00.0 8,687.994 44,178.401 0.671323 6.914596 11.880450 19 November 2003, 04:29:48.4 10,843.910 46,582.165 0.622335 6.861354 13.450152 19 December 2003, 06:41:47.6 13,390.351 49,369.049 0.573280 6.825455 15.366738 29 December 2003, 05:21:47.8 17,235.509 54,102.642 0.516794 6.847919 18.622855 19 February 2004, 22:46:08.6 20,690.564 65,869.222 0.521936 6.906311 24.890737 19 March 2004, 00:40:52.7 20,683.545 66,915.919 0.527770 6.979793 25.340528 25 August 2004, 00:00:00 37,791.261 240,824.363 0.728721 6.939815 143.738051 19 October 2004, 21:30:45.9 69,959.278 292,632.424 0.614115 12.477919 213.397970 24 October 2004, 06:12:40.9 179,717.894 305,214.126 0.258791 20.591807 330.053834
After its last perigee on 2 November, on 11 November 2004 it passed through the Earth Moon L1 Lagrangian Point and into the area dominated by the Moon's gravitational influence, and at 1748 UT on 15 November passed the first periselene of its lunar orbit. The osculating orbit on that date was 6,704 × 53,208 km, with an orbital period of 129 hours, although the actual orbit was accomplished in only 89 hours. This illustrates the significant impact that the engine burns have on the orbit and marks the meaning of the osculating orbit, which is the orbit that would be travelled by the spacecraft if at that instant all perturbations, including thrust, would cease. +Summary of osculating selenocentric orbital elements Epoch (UTC) Periselene (km) Aposelene (km) Eccentricity Inclination (deg)(to Moon equator) Period (h) 15 November 2004, 17:47:12.1 6,700.720 53,215.151 0.776329 81.085 129.247777 4 December 2004 10:37:47.3 5,454.925 20,713.095 0.583085 83.035 37.304959 9 January 2005, 15:24:55.0 2,751.511 6,941.359 0.432261 87.892 8.409861 28 February 2005, 05:18:39.9 2,208.659 4,618.220 0.352952 90.063603 4.970998 25 April 2005, 08:19:05.4 2,283.738 4,523.111 0.328988 90.141407 4.949137 16 May 2005, 09:08:52.9 2,291.250 4,515.857 0.326807 89.734929 4.949919 20 June 2005, 10:21:37.1 2,256.090 4,549.196 0.336960 90.232619 4.947432 18 July 2005, 11:14:28.0 2,204.645 4,600.376 0.352054 90.263741 4.947143
ESA announced on 15 February 2005 an extension of the mission of SMART 1 by one year until August 2006. This date was later shifted to 3 September 2006 to enable further scientific observations from Earth.

Айға соққы

SMART 1 2006 жылдың 3 қыркүйегінде 05:42:22 UTC уақытында жоспарланғандай, Ай бетіне соқтығып, өзінің миссиясын аяқтады. Шамамен 2000 м/с (4500 миль/сағ) жылдамдықпен қозғалған SMART 1 Жердегі жер үсті телескоптарынан көрінетін соқтығысуды жасады. Бұл метеордың соқтығысын модельдеуге қатысты деректерді ғана емес, сонымен қатар жер астындағы материалдарды, мысалы, су мұзын спектроскопиялық талдауға мүмкіндік беруі үміті бар. ESA бастапқыда соқтығысу Lunar Reconnaissance Orbiter деректері бойынша 2017 жылы анықталған жерде болған деп есептеген.

Smart-1 жер сегменті және операциялар

Smart 1 операциялары ESA European Space Operations Center ESOC-тен Германияның Дармштадт қаласында, Ғарыш кемесі операциялары жөніндегі менеджер Октавио Камино басшылығымен жүргізілді. Smart 1 жер сегменті ESA инфрақұрылымын қайта пайдаланудың жақсы үлгісі болды: Rosetta, Mars Express және Venus Express-тен ұшу динамикасы инфрақұрылымы және деректерді тарату жүйесі (DDS). SCOS 2000 жалпы миссиялық басқару жүйесінің бағдарламалық жасақтамасы, сондай-ақ ESA-ның миссияларын басқару үшін қолданылатын жалпы интерфейс элементтері жиынтығы. CCSDS TLM және TC стандарттарын пайдалану ESA трек желісінің (ESTRACK) жеті түрлі терминалын және Германиядағы Weilheim (DLR) құрылғысын тиімді түрде жасауға мүмкіндік берді. Smart 1 үшін арнайы әзірленген компоненттер: симулятор; Электрлік жердегі қолдау жабдығы EGSE жабдықтарынан алынған аппараттық және бағдарламалық қамтамасыз ету жиынтығы, Миссияны жоспарлау жүйесі және MOIS-тен (соңғысы Envisat үшін жасалған прототип негізінде) әзірленген Автоматтандыру жүйесі, сондай-ақ инженерлік құралдар жиынтығы MUST. Бұл соңғысы Smart 1 инженерлеріне интернет арқылы аномалияларды зерттеуге мүмкіндік берді, ESA-да ұялы телефондар мен PDA-ларды пайдалана отырып, ғарыш кемесінің TLM мониторингін және SMS арқылы ғарыш кемесінен дабылдарды қабылдауды алғаш рет іске қосты. Миссияны басқару тобы ұшуды басқару тобының (FCT) жеті инженерінен, 2-5 ұшу динамикасы инженерінен және 1-2 деректер жүйелері инженерінен тұрды. Көптеген ESA миссияларынан айырмашылығы, ғарыш кемесін басқарушылар (SPACON) болмады, барлық операциялар мен миссияны жоспарлау іс-шараларын FCT жүзеге асырды. Бұл тұжырымдама миссияның алғашқы айларындағы қосымша жұмыс пен түнгі ауысымдар кезінде қалыптасты, бірақ ай фазасында және Айға ұшу кезінде жақсы жұмыс істеді. Миссияның алғашқы үш айындағы басты мәселе – күн сәулелері мен жұлдызды бақылаудың CCD-лерінің бұзылуын азайту үшін сәулелену белдеулерінен мүмкіндігінше тезірек шығу болды. Бірінші және ең күрделі мәселе бірінші айналымнан кейін туындады, өйткені борттағы қателерді анықтау және түзету (EDAC) алгоритміндегі қате әрбір орбитада резервтік компьютерге автономды түрде ауысуға себеп болды, нәтижесінде бірнеше рет қайта жүктеліп, ғарыш кемесі әрбір перицентрден өткеннен кейін SAFE режимінде табылған. Ғарыш кемесінің телеметриясын талдау EDAC үзіліс режіміндегі радиациялық проблемаға тікелей нұсқады. Осы кезеңдегі басқа аномалиялар қоршаған ортаның проблемаларының жиынтығы болды: жоғары сәулелену дозалары, әсіресе жұлдызды бақылаушыларда, және борттағы бағдарламалық қамтамасыз ету аномалиялары: Рид-Соломон кодтамасы деректердің жылдамдығы ауысқаннан кейін бұзылып, өшірілуі керек болды. Бұл мәселе жердегі операцияларды жүргізу тәсілін және процедураларын өзгерту арқылы шешілді. Жұлдызды бақылаушылар да жер бетінен қашу кезінде жиі кедергілерге ұшырап, электрлік қозғалтқыштың (EP) кейбір үзілістеріне себеп болды. Олардың барлығы бірнеше бағдарламалық жаңартулар арқылы шешілді. EP радиациялық әсерге сезімталдық танытты, бұл тоқтауларға әкелді. Бұл құбылыс опто-жұптамалық бір оқиғалық транзиент (OSET) ретінде анықталды, ол алғаш рет LEOP кезінде B катоды қолданылып алғашқы отталған кезде байқалды, бұл анодтық токтың тез төмендеуімен сипатталды, нәтижесінде "Flame Out" дабылы туды, бұл EP-ді сөндірді. Бұл мәселенің себебі радиацияның әсерінен туындаған опто-жұптамалық құрылғының сезімталдығы болды. Мұндай оқиғаларды қалпына келтіру үшін қозғалтқышты қайта іске қосу қажет болды. Бұл бірнеше ай бойы қолмен жасалды, содан кейін оны анықтап, автономды түрде қозғалтқышты қайта іске қосу үшін борттағы бағдарламалық жаңарту (OBSW) әзірленді. Оның әсері ғарыш кемесін бақылау үшін жер станцияларында қолданылатын орбиталық болжамды есептеулермен шектелді, сондай-ақ одан кейінгі орбиталық түзетулермен. Аномалиялардың әртүрлі түрлері және электрлік қозғалтқыштың үдеуіндегі жиі үзілістер ұшу операциялары тобының жер станцияларының қолдауын және үстеме жұмысын арттырды, олар жылдам әрекет етуі керек болды. Оларды қалпына келтіру кейде көп уақытты алды, әсіресе ғарыш кемесі SAFE режимінде табылғанда. Жалпы алғанда, бұл бастапқы жоспарланғандай операцияларды жүргізуге кедергі келтірді, әр 4 күнде бір 8 сағаттық байланыс жасау мүмкін болды. Миссия ESTRACK желісінің бос қуатын пайдалану туралы келіссөздер жүргізді. Бұл тұжырымдама қосымша шығынсыз желілік жабуды шамамен сегіз есеге арттырды, бірақ күтпеген жүктемелер мен қақтығыстарға әкелді. Ақырында, бұл миссияның алғашқы кезеңінде ғарыш кемесімен қосымша байланыс жасауға және Ай фазасында ғылыми зерттеулерді маңызды түрде арттыруға мүмкіндік берді. Бұл фазада борттағы сақтау құрылғыларын үлкен қайта конфигурациялау және оның жұмысын жүргізу қажет болды. ESOC-тағы ұшуды басқару тобы жобалаған және Swedish Space Corporation қысқа мерзімде жүзеге асырған бұл өзгеріс, Ай маңындағы операциялар үшін Ұшуды басқару процедураларының (FOP) бір бөлігін қайта жазуды қажет етті. Ай маңындағы операциялар жоғары деңгейде автоматтандырылды: ұшу динамикасының бағыттауы "мәзірлік басқару" жүйесі арқылы жүзеге асырылды, бұл Миссияны жоспарлау жүйесі (MPS) арқылы жасалған командалардың 98% астам бөлігін қамтамасыз етті. MPS жүйесін MOIS Executor деп аталатын құралмен кеңейту.

Smart 1 operations were conducted from the ESA European Space Operations Center ESOC in Darmstadt Germany led by the Spacecraft Operations Manager Octavio Camino. The ground segment of Smart 1 was a good example of infrastructure reuse at ESA: Flight Dynamics infrastructure and Data distribution System (DDS) from Rosetta, Mars Express and Venus Express. The generic mission control system software SCOS 2000, and a set of generic interface elements use at ESA for the operations of their missions. The use of CCSDS TLM and TC standards permitted a cost effective tailoring of seven different terminals of the ESA Tracking network (ESTRACK) plus Weilheim in Germany (DLR). The components that were developed specifically for Smart 1 were: the simulator; a mix of hardware and software derived from the Electrical Ground Support Equipment EGSE equipment, the Mission Planning System and the Automation System developed from MOIS (this last based on a prototype implemented for Envisat) and a suite of engineering tools called MUST. This last permitted the Smart 1 engineers to do anomaly investigation through internet, pioneering at ESA monitoring of spacecraft TLM using mobile phones and PDAs and receiving spacecraft alarms via SMS. The Mission Control Team was composed of seven engineers in the Flight Control Team FCT, a variable group between 2–5 Flight Dynamics engineers and 1–2 Data Systems engineers. Unlike most ESA missions, there were no Spacecraft Controllers (SPACONs), and all operations and mission planning activities were done by the FCT. This concept originated overtime and night shifts during the first months of the mission but worked well during the cruise and the Moon phases. The major concern during the first three months of the mission was to leave the radiation belts as soon as possible in order to minimize the degradation of the solar arrays and the star tracker CCDs. The first and most critical problem came after the first revolution when a failure in the onboard Error Detection and Correction (EDAC) algorithm triggered an autonomous switch to the redundant computer in every orbit causing several reboots, finding the spacecraft in SAFE mode after every pericenter passage. The analysis of the spacecraft telemetry pointed directly to a radiation triggered problem with the EDAC interrupt routine. Other anomalies during this period were a combination of environmental problems: high radiation doses, especially in the star trackers and onboard software anomalies: the Reed Solomon encoding became corrupt after switching data rates and had to be disabled. It was overcome by procedures and changes on ground operations approach. The star trackers were also subject of frequent hiccups during the earth escape and caused some of the Electric Propulsion (EP) interruptions. They were all resolved with several software patches. The EP showed sensitivity to radiation inducing shutdowns. This phenomenon identified as the Opto coupler Single Event Transient (OSET), initially seen in LEOP during the first firing using cathode B, was characterized by a rapid drop in Anode Current triggering the alarm 'Flame Out' bit causing the shutdown of the EP. The problem was identified to be radiation induced Opto coupler sensitivity. The recovery of such events was to restart the thruster. This was manually done during several months until an On Board Software Patch (OBSW) was developed to detect it and initiate an autonomous thruster restart. Its impact was limited to the orbit prediction calculation used for the Ground Stations to track the spacecraft and the subsequent orbit corrections. The different kind of anomalies and the frequent interruptions in the thrust of the Electric Propulsion led to an increase of the ground stations support and overtime of the flight operations team who had to react quickly. Their recovery was sometimes time consuming, especially when the spacecraft was found in SAFE mode. Overall, they impeded to run the operations as originally planned having one 8 hours pass every 4 days. The mission negotiated the use the ESTRACK network spare capacity. This concept permitted about eight times additional network coverage at no extra cost but originated unexpected overheads and conflicts. It ultimately permitted additional contacts with the spacecraft during the early stage of the mission and an important increase of science during the Moon phase. This phase required a major reconfiguration of the on board stores and its operation. This change designed by the flight control team at ESOC and implemented by the Swedish Space Corporation in a short time required to re write part of the Flight Control Procedures FOP for the operations at the Moon. The Operations during the Moon phase become highly automated: the flight dynamics pointing was "menu driven" allowing more than 98% of commanding being generated by the Mission Planning System MPS. The extension of the MPS system with the so called MOIS Executor,

Миссия өзінің барлық мақсаттарына жетті: ұшырылғаннан кейін 3 айдан кейін сәулелену белдеулерінің әсерінен шығу, 11 ай бойы спираль тәрізді қозғалыс жасау және резонанстарды пайдалана отырып, Айға тартылу, круиз фазасында барлық құралдарды іске қосу және электрлік қозғалтқышпен жұмыс істеу үшін қажетті навигациялық және операциялық процедураларды жетілдіру. Ай маңында электрлік қозғалтқыштың тиімді жұмысы орбита радиусын қысқартуға мүмкіндік берді, бұл ғылыми операцияларға пайда келтірді және миссияны бір жылға ұзартты. Операциялық оқиғалардың толық хронологиясы әртүрлі жүйелердің өнімділігін қоса, анықтамада келтірілген.